CN101952171A - 一种带热空气引气系统的飞行器推进装置 - Google Patents

一种带热空气引气系统的飞行器推进装置 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种在发动机舱(50)内置有动力装置(52)的飞行器推进装置，所述发动机舱(50)有一个内腔壁，其形成了前端带进气道(56)的管道(54)，所述推进装置一方面具有防冰处理系统，其中具有至少一条第一管道(62)，所述第一管道配有流通空气的调节器(66)，用以把热空气从动力装置(52)送至进气道(56)；另一方面具有一个释放系统，其中具有至少一条第二管道(70)，所述第二管道配有流通空气的调节器(72)，用以把空气从动力装置送至排放区，所述至少一条第二管道(70)与所述至少一条第一管道(62)相连通，其特征在于：所述至少一条第一管道(62)中的流通空气的调节器与所述至少一条第二管道(70)中流通空气的调节器有所不同。

Description

一种带热空气引气系统的飞行器推进装置
技术领域
本发明涉及一种带有热空气引气系统的推进装置，以降低动力装置发出的噪音。
背景技术
图1和图2示出的飞行器的推进装置包括一个发动机舱10，其中以基本同心方式安装一个动力装置12，该动力装置通过支柱与飞行器的其它部位相连。
发动机舱10有一个内腔壁，其形成了前端带进气道16的管道14，进入气流的第一部分被称作主气流，其穿过动力装置12来参与燃烧，第二部分气流被称作次气流，其被进气装置18引导进入到由发动机舱的内腔壁和动力装置的外腔壁所确定的环形管道20中。
动力装置12有一个释放系统，比如可以避免动力装置在起飞时出现“喘振”现象，上述系统能在燃烧室的第一引气点22引出空气，并将其喷射至动力装置12之外。为此目的，动力装置有一个带活门26的管道24，用于在某些情况下通过一个在环形管道20上开口的孔洞28把从第一引气点22引出的空气送至排放区，尤其可以通过在喷嘴上安置的多个孔洞，将空气排放至动力装置之外。这套系统被称作“胡椒罐(pepper pot)”。
这种在环形管道20中喷射空气的最大缺点是发出噪音。
推进装置同时可以有气压式防冰处理系统，旨在从动力装置引出热空气，并将热空气送至进气道16，尤其在文献EP-1.232.944中对这类系统已有详尽说明。
该防冰处理系统包括至少一条管道30，其可选地配备有流量调节器32，用以将动力装置上第二引气点34引出的热空气送至进气道。热空气流经进气道完成防冰处理之后被排放到进入发动机舱的管道14的气流中。在进气道内输送完成防冰处理的热空气不会产生噪音影响。
发明内容
本发明旨在推荐一种在动力装置中带热空气引气系统的飞行器推进装置，用以降低上述动力装置发出的噪音，尤其是释放系统发出的噪音。
为此，本发明涉及一种在发动机舱内置有动力装置的飞行器推进装置。上述发动机舱有一个内腔壁，其形成了前端带进气道的管道。推进装置一方面有防冰处理系统，其中具有至少一条第一管道，所述第一管道配有流通空气的调节器，用以把热空气从动力装置送至进气道；另一方面有一个释放系统，其中具有至少一条第二管道，所述第二管道配有流通空气的调节器，用以把空气从动力装置送至排放区。所述至少一条第二管道与所述至少一条第一管道相连，其特征在于：所述至少一条第一管道的流通空气的调节器与所述至少一条第二管道的流通空气的调节器有所不同。
附图说明
下面将结合附图仅通过举例的方式对本发明的其他特征和优点进行描述，其中：
-图1是根据原有技术的推进装置的简略剖面图；
-图2是根据原有技术的引气系统的示意图；
-图3是根据本发明的推进装置的简略剖面图；以及
-图4是根据本发明的引气系统的示意图。
具体实施方式
图3示出的飞行器的推进装置包括一个发动机舱50，其中以基本同心方式安装一个动力装置52，该动力装置通过支柱与飞行器的其它部位相连。
发动机舱50有一个内腔壁，其形成了前端带进气道56的管道54，该进气道同样还被称作唇口。进入气流的第一部分被称作主气流，其穿过动力装置52来参与燃烧，第二部分气流被称作次气流，其被进气装置58引导进入到由发动机舱的内腔壁和动力装置的外腔壁所确定的环形管道60中。
推进装置有一套气压式防冰处理系统，旨在引出动力装置的热空气，并将其输送至进气道56。
该防冰处理系统至少有一条第一管道62，用以把动力装置52的至少一个第一引气点64引出的热空气送至进气道56。该系统优选包括流通空气的第一调节器66，主要用来调整输送到进气道的热空气流量。
用于防冰处理的热空气流经进气道56之后，该空气被排放出来。根据图3所示的实施方式，完成防冰处理的热空气被排放到进入发动机舱的管道54的气流中。当然，本发明不限于这种解决方法，空气的输出可以在发动机舱的周围进行。
在进气道内输送完成防冰处理的空气不会产生噪音影响。
这里不再详述防冰处理系统以及完成防冰处理后输出空气的内容，因为业内人士已经熟知。然而，它们可以采用不同的配置，尤其文献EP-1.232.944中说明的那种配置。
此外，推进装置有一个释放系统，主要用于避免动力装置在起飞时产生“喘振”现象，该释放系统旨在引出燃烧室的第二引气点68的空气，并将它喷射至动力装置52之外的排放区。为此目的，动力装置至少有一条配备有流通空气的第二调节器72的第二管道70，所述流通空气的第二调节器例如为一个活门，以便从第二引气点68引出空气，送往排放区。
根据本发明，第二管道70经过第二调节器72之后与第一管道62相连，以便输送释放系统在第一管道62引出的空气，并使所述空气和完成防冰处理的空气以同样的方式被排出。
通向第二管道70的空气调节器72与调节器66不同，以确保两个功能，即最佳方式的防冰和释放功能。
这种解决方法的优点是消除了释放系统产生的噪音干扰。
另外，这种布局在大流量热空气的情况下能够提高防冰功效。
根据一些变例，第一引气点64和第二引气点68能够安置在动力装置的同一个区域内，或在不同的区域内。

Claims (2)

1.一种在发动机舱(50)内置有动力装置(52)的飞行器推进装置，所述发动机舱(50)具有一个内腔壁，其形成了前端带进气道(56)的管道(54)，所述推进装置一方面具有防冰处理系统，其中具有至少一条第一管道(62)，所述第一管道配有流通空气的调节器(66)，用以把热空气从动力装置(52)送至进气道(56)；另一方面具有一个释放系统，其中具有至少一条第二管道(70)，所述第二管道配有流通空气的调节器(72)，用以把空气从动力装置送至排放区，所述至少一条第二管道(70)与所述至少一条第一管道(62)相连通，其特征在于：所述至少一条第一管道(62)的流通空气的调节器(66)与所述至少一条第二管道(70)的流通空气的调节器(72)不同。
2.根据权利要求1所述的飞行器推进装置，其特征在于：在所述至少一条第一管道(62)和所述至少一条第二管道(70)经过所述流通空气的调节器(66，72)之后，所述至少一条第二管道(70)与所述至少一条第一管道(62)相连通。
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